空间站大机械臂锁合末端效应器设计及关键技术研究
空间折展与锁解机构关键技术 国家技术发明二等奖
空间折展与锁解机构关键技术国家技术发明二等奖空间折展与锁解机构关键技术：国家技术发明二等奖1. 引言空间折展与锁解机构关键技术一直是航天领域的重要研究方向，其在宇航器、卫星和空间站等载人和无人空间器件中具有重要应用。
而近期，我国在这一领域取得的一项重要成果，即获得了国家技术发明二等奖。
本文将围绕该主题展开讨论，从简到繁，由浅入深地探讨空间折展与锁解机构关键技术，以便读者更深入地理解其含义和应用。
2. 空间折展与锁解机构的定义空间折展与锁解机构是指一系列能够实现太空器件在发射前折叠收纳，到达目的地后展开使用的组合结构。
其关键技术包括折叠结构设计、材料选择、锁解机构设计等方面，涉及机械工程、材料科学等多个学科的知识。
3. 国家技术发明二等奖背景值得一提的是，我国在空间折展与锁解机构关键技术领域取得的成就，最近获得了国家技术发明二等奖。
这一成果的获得标志着我国在航天技术领域的重大进步，也为未来空间器件的研发和应用提供了重要技术保障。
4. 空间折展与锁解机构的应用空间折展与锁解机构关键技术的应用非常广泛，不仅可以应用于卫星、探测器等一系列空间器件，还可以用于太空站、载人航天器的展开收纳，以及未来深空探测器的任务执行等领域。
该技术的研究和应用具有非常重要的现实意义和战略价值。
5. 我的理解与观点对于空间折展与锁解机构关键技术，我认为其在航天领域的作用不可忽视。
其不仅为航天器件的设计和制造提供了技术保障，同时也为我国在太空探索、科学研究等方面奠定了重要基础。
获得国家技术发明二等奖也进一步标志着我国在航天领域的技术实力和国际地位的提升。
6. 总结与展望空间折展与锁解机构关键技术作为航天领域重要的研究方向，不仅具有重要的理论和应用价值，还为我国在太空领域的发展做出了重要贡献。
随着我国在航天技术领域的不断进步，相信空间折展与锁解机构关键技术也将迎来更广阔的发展空间。
7. 结束语希望本文的探讨能够让读者更深入地了解空间折展与锁解机构关键技术，并对我国在该领域所取得的成就有更清晰的认识。
天宫空间站机械臂参数
天宫空间站机械臂参数
天宫空间站的机械臂，也称为空间站机械手，是用于在空间站内外进行各种物体抓取、搬运、安装和维修等任务的重要设备。
天宫空间站的机械臂由中国自主研发，具有一定的技术参数。
首先，天宫空间站的机械臂总长度约为10米，最大工作半径为8米，具有较强的伸缩能力。
其质量约为约为约为500千克，能够承受一定的负载。
机械臂的末端配备有多自由度的夹爪，可以灵活地抓取各种形状和尺寸的物体。
此外，机械臂还配备有各种传感器和摄像头，用于实时监测和控制操作。
机械臂的控制系统采用先进的自动化技术，能够实现精准的定位和操作。
总体来说，天宫空间站的机械臂在长度、工作半径、负载能力、灵活性和控制精度等方面都具有较高的性能，能够有效支持空间站的各项任务和活动。
加拿大机械臂2太空多面手十年传奇
加拿大机械臂2太空多面手十年传奇2011年4月19号，国际空间站加拿大机械臂2迎来了10周年发射纪念日。
10年前，加拿大人见证了一个历史性的时刻。
2001年4月19日，加拿大机械臂2由“奋进”号航天飞机搭载升空，在NASA航天员斯科特?帕拉赞斯基的帮助下，加拿大航天员克里斯?哈德菲尔德将其安装在了国际空间站上。
10年以来，加拿大机械臂2伴随着国际空间站，已经走过了超过24亿千米的路程，相当于太阳和土星距离的1.5倍。
太空“多面手”在国际空间站复杂的组装过程中，加拿大机械臂2提供了十年完美的服务，完成了很多重要组件的组装工作。
比较大的组件如“探索”号气闸舱、“哥伦布”实验舱、“希望”号实验舱等等。
它是加拿大对国际空间站的主要贡献，同时也保障了加拿大科学家在国际空间站上的科学研究权利。
加拿大机械臂2是不折不扣的太空“多面手”：从NASA 的航天飞机到国际空间站，从航天器的维修、能源补给到空间站的组装，都有加拿大机械臂的参与。
截至今年“阿特兰蒂斯”号最后一次飞行，加拿大机械臂2共完成了29次航天飞机捕获任务。
十年来。
它从航天飞机上卸下了数百吨的货物和科学设备，辅助了将近100次的太空行走，完成了两次太空捕捉任务(捕获HTV-1和HTV-2国际空间站对接，而后释放)。
加拿大机械臂2由麦克唐纳德?特威勒(MDA)公司制造，正式的名字是“空间站遥控操纵系统”(SSRMS，Space Statlon Remote Manipulatorsvstem)。
它和移动远程服务器基座系统(为空间站远程操纵系统和专用灵巧操作臂提供电源、数据连接和视频信号的传输)、专用灵巧操作臂一起，构成了整个移动维修系统(MSS，MobileServicing System)。
通常，这个机械臂操作由其地面控制中心――NASA约翰逊航天中心和位于魁北克省的圣胡伯特加拿大航天局总部控制。
和人的手臂一样，加拿大机械臂2由“肩膀”(3个关节)、“肘部”(1个关节)、“手腕”(3个关节)组成。
一种可调式机械手末端执行器的结构设计
Ｌｎ。
Ｉ ／． ｔ．
ｌ 【 ／ ｌ
一
．１
Ｉ
⑨… 奄
１ ２７
形结构 ，其结构如图六所示 ，在板座的左端设计一燕 尾槽 形 直导 轨 。Ｖ 型夹 块 的结 构 如 图七 所示 ，其末 端 下 方设 计 与 槽形 导 轨相 匹配 的滑 块 ，滑块 上设 有 与
（
－
簪３
－
｛
ｔｈｅ ｇｎｐ ａｄｊｕｓｔａｂｌｅ ｉｎ ａ ｌａｒｇｅｒ ｒａｎｇｅ，ｗｈｉｃｈ ｃａｎ ｉｍｐｒｏｖｅ ｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｅｆｉｃｉｅｎｃｙ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｍ ａｎｉｐｕｌａｔｏｒ；ＥｎｄＥｆｆｅｃｔｏｒ；Ｍ ｅｃｈａｎ ｉｃａｌＤｅｖｉｃｅ；Ｃｏｎｔ ｒｏｌＡｐｐａｒａｔｕｓ
０ 引言
Ｗ ａｎｇ Ｍ ｉｎｇｑｉａｎ Ｈｕａｎｇ Ｗ ｅｉｌｉ Ｚｈａｎｇ Ｇｕｏｑｉｎｇ
（ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＥａｓｔＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｊｉａｎｇｘｉ Ｎａｎｃｈａｎｇ ３３００１３）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｍ ａｎｉｐｕｌａｔｏｒ ｉｓ ａ ｋｅｙ ｐａｒｔ ｏｆ ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ ｒｏｂｏｔｓ，ａｎｄ ｉｔｓ ｔｅｒｍ ｉｎｕｓ ｉｓ ｔｈｅ ｅｎｄ ｅｆｅｃｔｏｒ ｔｏ ｐｅｒ ｆｏｒｍ ｔａｓｋｓ．Ｔｈｉｓ ｐａ— ｐｅｒ ｉｍ ｐｒｏｖｅｓ ｔ ｈ ｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ａ ｌｅｖｅｒ－ａｃｔｉｏｎ ｗｅｄｇｅｒ ｇｎｐ ａｎｄ ｄｅｓｉｇｎｓ ａ ｔｈｒｅａｄ ｃｏｎｔ ｒｏｌ ｄｅｖｉｃｅ，ｍ ａｋｉｎｇ ｔｈｅ ｄｉａｍ ｅｔｅｒ ｏｆ
转 ，使两手爪产生夹紧动作 ，从而夹紧工件。当气缸 角度 为 ：
我国空间站机械臂系统关键技术发展
我国空间站机械臂系统关键技术发展
王友渔;胡成威;唐自新;高升;熊明华;王耀兵;梁常春;李德伦;张文明;陈磊;曾磊;朱超;刘鑫
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2022(31)6
【摘要】空间站机械臂是我国首个自主研制的用于载人航天工程应用的空间机器
人系统,在空间站系统中承担大型舱段转位与辅助对接、来访飞行器悬停捕获、支
持航天员出舱EVA、舱外状态巡检及舱外载荷拆装维护等重要任务,它涉及机、电、热、光、控等多学科技术耦合,涉及多项未解决的关键技术。
文章介绍了我国空间
站机械臂系统总体技术方案,并阐述了空间站机械臂研制过程中涉及的多项关键技
术发展以及该机械臂在轨性能评估情况。
【总页数】9页(P147-155)
【作者】王友渔;胡成威;唐自新;高升;熊明华;王耀兵;梁常春;李德伦;张文明;陈磊;曾磊;朱超;刘鑫
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部空间智能机器人系统技术与应用北京市重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V423.7
【相关文献】
1.我国空间站机械臂系统方案通过评估
2.空间站大机械臂锁合末端效应器设计及关键技术研究
3.空间站机械臂关键技术研究
4.我国空间站机械臂系统方案顺利通过综合评估
5.十年匠心,精益求“睛”--为我国空间站机械臂镶上“慧眼”
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
空间大型末端执行器柔性绳索捕获动力学研究
空间大型末端执行器柔性绳索捕获动力学研究荣吉利;辛鹏飞;诸葛迅;杨永泰;项大林【摘要】针对绳索式末端执行器缠绕及捕获卫星过程中的动力学问题,采用绝对节点坐标方法描述横观各向同性柔性绳索的缠绕运动,及卡尔丹角描述刚体卫星的姿态运动,并引入绳索与目标间的非线性动力学模型,建立包含末端执行器固定环和旋转环、绳索及被捕获卫星抓杆在内的刚柔耦合动力学模型.结合广义α法以及工程上常用的Scaling技术,利用Matlab开发了计算程序,实现动力学方程的高效精确数值求解.计算结果表明:此模型能较好地模拟柔性绳索缠绕及捕获卫星的过程,同时给出捕获过程中卫星姿态的变化及绳索的运动和受力情况,为实际工程中捕获机构的设计和试验提供一定的参考依据.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2016(037)009【总页数】8页(P1730-1737)【关键词】航空、航天科学技术基础学科;捕获动力学;柔性绳索;卫星姿态;刚柔耦合;绝对节点坐标方法【作者】荣吉利;辛鹏飞;诸葛迅;杨永泰;项大林【作者单位】北京理工大学宇航学院力学系,北京100081;北京理工大学宇航学院力学系,北京100081;北京航天动力研究所,北京100076;中国科学院泉州装备制造研究所,福建泉州362000;北京理工大学宇航学院力学系,北京100081【正文语种】中文【中图分类】V414.1随着航天技术的发展，在轨服务技术已成为航天高科技领域的一个研究热点，而机械臂末端执行器对目标载荷的成功捕获是其中的关键，也是我国载人航天三期工程正在大力发展的内容之一。
这一技术的研究，直接影响着我国空间站的长期工作性能以及往返运送货物和宇航员的成本、安全问题，对于我国力求在2020年前后建成大型空间站的目标具有重大现实意义。
基于轻质原则，捕获机构可采用国际空间站上使用的柔性绳索缠绕捕获技术［1-3］。
图1为空间机械臂捕获卫星简易示意图。
对于绳索式末端执行器捕获动力学的研究难点主要有两方面:一是微重力环境下具有大柔性、大变形特性的绳索建模困难；二是捕获过程中复杂的非线性接触碰撞力较难描述。
天宫一号目标飞行器用200Nms单框架控制力矩陀螺高速转子轴承组件的
开发利用5年期科技档案参考文献[1]岳艳明.高校图书馆电子阅览室利用和管理对策研究[J].河南图书馆学刊，2013，33（8）：49-50.[2]王辉，孙克峰.高校图书馆电子阅览室的管理与建设[J].河北科技图苑，2013，26（4）：73-74.[3]张兴俊.浅析电子阅览室的服务和管理[J].云南图书馆，2013（2）：32-33.“天宫一号”是我国第一个目标飞行器和空间实验室，是我国载人航天工程的第二个重要阶段。
控制力矩陀螺高速转子是“天宫一号”目标飞行器的关键姿态控制部件，直接影响到目标飞行器的运行姿态和对接状态。
控制力矩陀螺具有输出力矩光滑、控制精度高和输出力矩大、动态响应快的特点。
因此空间站和大型卫星广泛采用控制力矩陀螺来进行姿态控制，各国都在此领域投入了巨大的人力、物力。
我国在控制力矩陀螺的研究方面起步较晚，到20世纪90年代，才正式开展对空间惯性控制力矩陀螺的试验与应用研究。
国际上控制力矩陀螺研制水平较高的有德国TELD I X 公司和美国BEND I X 公司以及俄罗斯的礼炮设计局，他们对动量轮的研天宫一号目标飞行器用200Nm s 单框架控制力矩陀螺高速转子轴承组件的研制和应用制与开发起步于20世纪60年代，至今已系列化、标准化批量生产，其技术水平代表了国际领先水平。
目前国内在动量轮研发技术上同国外存在着一定的差距，主要表现在：（1）控制力矩陀螺的可靠性较低，国外动量轮5年、10年地面寿命试验的可靠度分别达到0.98和0.96。
国内在可靠性试验方法和寿命评估还处于试验阶段。
（2）控制力矩陀螺的功耗、重量主要反映了产品的技术水平，经对比分析，国内控制力矩陀螺在功耗、重量上偏大10％～40％。
（3）国外对控制力矩陀螺轴承的优化设计技术、润滑技术、高速转子检测筛选技术等各个方面都进行了大量详尽而深入220141开发利用6科技档案年第期的研究，从而保证了产品的高可靠性。
由于控制力矩陀螺在空间飞行器中的重要性，国外对这方面的关键技术实行保密。
末端执行机构结构设计和仿真论文【范本模板】
末端执行器结构设计和仿真摘要随着航天技术的发展，空间对接技术得到迅速发展和广泛应用，其中对连接在两个航天器的机械对接机构系统的技术要求也越来越高，同时也增加了对接机构的复杂性。
根据航天器对接的不同用途,有多种不同形式的对接机构。
而与对接机构特点相匹配的对接方式有两种：一种是直接捕获与对接方式，称为在轨对接，另一种是先停靠后由机械臂抓获（捕获），然后依靠机械臂帮助实现对接.随着“神州七号”宇宙飞船的成功发射,我国下一步的航天计划是实现太空对接和未来空间站的搭建等目标，这些任务的实现都将借助于在轨捕获系统,而捕获系统的作业能力和作业效率依赖于捕获系统末端执行机构作业能力的大小，例如空间机械臂末端操作器.抓取可靠、环境适应性好、控制简单、自适应性强、自主能力高是衡量捕获系统末端执行机构设计水平的重要标志。
性能优良的捕获系统末端执行机构可以实现可靠、快速和精确地抓取。
研究和开发一个性能优良的捕获系统末端执行机构是一项艰巨的任务。
本报告主要对航天器捕获系统末端执行机构进行了系统调研,介绍了多种捕获系统末端执行机构。
使用航天器捕获系统末端执行机构代替宇航员进行太空作业，风险低,安全系数高，受太空条件的制约小，在经济性和安全性方面都具有重要的意义。
关键词航天器;捕获系统；机械手；末端执行器Design for the structure of end effectorAbstractAlong with the development of space technology, docking technology rapid development and application of the connection, including two spacecraft docking in the mechanical system of more and more is also high technical requirements, but also increase the complexity of the docking institutions。
空间机械臂机电一体化关节的设计与控制
第 II 页
上海交通大学工程硕士学位论文
ABSTRACT
Manipulator system is very pivotal and important project of Space station, general manipulator is listed as one of the key technologies of space station. Subject to design requirements and system function configuration demand as the basis, focusing on the design and control of manipulator joint.
空间机械臂机电一体化关节的设计与控制
design which can be maintained and replaced with the participation of the astronauts. Simultaneously, this article also has applied the Compliance control method and the process of operation and control of each phases on the study of the single joint control arithmetic etc.
空间站机械臂末端执行器抓取试验技术研究
空间站机械臂末端执行器抓取试验技术研究张文明,杨㊀旭,赵志军,胡成威,曾㊀磊(北京空间飞行器总体设计部空间智能机器人系统技术与应用北京市重点实验室,北京100094)摘要:末端执行器安装在空间站机械臂的首尾,是机械臂执行空间任务的核心产品㊂针对地面难以模拟空间零重力下机械臂末端抓取目标过程的问题,通过对空间抓取机构地面验证系统研究,结合中国空间站机械臂末端执行器地面验证需求,提出了半物理试验验证方案,研制了一套基于Steward 并联机构的六自由度半物理验证试验系统㊂完成了末端执行器捕获容差㊁抓取质量等性能指标的验证,实现了多工况㊁复杂边界㊁大负载㊁大容差等条件下空间机械臂末端抓取功能性能的地面验证㊂测试结果显示:末端执行器捕获位置容差不小于100mm ,姿态容差不小于10ʎ,抓取目标质量不小于25t ㊂结果表明末端执行器捕获容差㊁抓取目标质量等指标均满足要求,并通过了在轨飞行验证㊂关键词:机械臂;末端执行器;半物理试验;抓取试验中图分类号:V476.1㊀文献标识码:A㊀文章编号:1674-5825(2022)06-0726-07收稿日期:2022-03-02;修回日期:2022-10-09基金项目:国家自然科学基金(51927809)第一作者:张文明,男,硕士,高级工程师,研究方向为航天器机构㊁空间机器人㊂E-mail:29770530@Research on Grabbing Test of Robotic Arm s End Effector inChina Space StationZHANG Wenming,YANG Xu,ZHAO Zhijun,HU Chengwei,ZENG Lei(Beijing Key Laboratory of Intelligent Space Robotic System Technology and Applications,Beijing Institute ofSpacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)Abstract :The end effector is installed at the head and tail of the robotic arm and it is the core e-quipment for the robotic arm to perform space missions.The process of grasping the target by theend effector in microgravity is difficult to simulated on the ground.To solve this problem,the ground verification system for the space grasping mechanism was studied and a semi-physical test verification scheme was proposed considering the ground verification requirements of the robotic arm s end ef-fector in China space station.A set of 6-DOF semi-physical verification test system based on Steward parallel mechanism was developed.The verification of performance indicators such as the capturetolerance and grasping target mass of the end effector was conducted and the ground verification of the performance of the space manipulator end grasping function under multiple working conditions,complex boundaries,large loads,and large tolerances were realized.The test results showed that thecapture position tolerance of the end effector was not less than 100mm,the attitude tolerance was not less than 10ʎ,and the grasping target mass was not less than 25t.The verification results showed that the end effector capture tolerance and the grabbing targe quality could meet the require-ments and passed the flight verification in orbit.Key words :robotic arm;end effector;semi-physical simulation;grabbing test㊀第28卷㊀第6期2022年㊀12月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀载㊀人㊀航㊀天Manned Spaceflight㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Vol.28㊀No.6Dec.20221㊀引言㊀㊀随着航天技术快速发展,对空间机构的功能需求日渐复杂:从简单的单自由运动,到复杂的空间多自由度运动;从简单的展开动作,到能够适应多姿态对接㊁抓取动作;从简单的重复性动作,到具备多种功能的智能动作㊂空间机构的多样化使得其地面验证技术更加复杂,简单的平面内验证已不能满足任务验证需求,如空间机械臂需进行空间六自由度的运动,其末端抓取过程更是与目标之间相互作用的空间三维动力学过程㊂地面模拟在轨状态机械臂末端抓取目标时,需要对机械臂末端及其抓取目标进行实时重力卸载㊂空间零重力卸载方案主要有气浮平台支撑㊁悬挂配重实验系统㊁水浮式实验系统㊁抛物线飞行或自由落体运动实验系统和半物理仿真实验系统等5种常见的试验方法[1-3]㊂空间大型机械臂末端抓取目标体积和质量大,目标质量由几吨到几十吨不等,外型尺寸接近Φ4.5mˑ20m,地面模拟其在零重力状态下的大范围运动非常困难,因此难以对末端抓取目标进行全物理验证,宜采用半物理仿真实验系统进行验证㊂半物理仿真实验系统是将原型样机与数学模型相结合的实验方法,通过运动学等效和动力学模拟实现空间机构与抓取目标的相对运动㊂空间机构与抓取目标在空间零重力环境下的运动比较容易通过数学模型计算获得,将计算结果通过地面试验系统进行实时呈现,是一种比较有效的任务验证方法㊂曲艳丽等[4]对对接机构六自由度半物理仿真试验台的运动特性进行了研究;高峰等[5]对空间碰撞地面模拟系统进行了研究,提出了空间碰撞动力学与半实物模拟失真补偿方法;于思淼等[6]㊁常同立等[7]对航天器对接机构半物理验证方法进行了研究,以上研究均是针对2个航天器对接时的半物理验证㊂李海泉等[8]对空间机械臂柔性捕获机构建模进行研究,并完成试验验证㊂加拿大空间局基于硬件在环(Hardware-in-the-loop,HIL)技术研发了灵巧操作机械臂在轨任务验证系统,对机械臂抓捕过程中的接触碰撞动力学特性进行了有效验证[9-11]㊂德国航空航天中心开发了操作模拟器和在轨任务验证平台,分别对卫星交会对接任务和空间机械臂操作进行验证[12-14]㊂目前专门针对机械臂末端抓取过程的试验验证文献较少㊂本文针对中国空间站机械臂末端执行器验证需求,提出并研制了一套基于Steward平台的六自由度半物理试验验证系统,对末端执行器捕获容差㊁抓取目标质量技术指标进行地面试验验证,并开展在轨飞行验证㊂2㊀方法2.1㊀末端执行器方案㊀㊀空间站机械臂末端执行器(简称末端)安装在机械臂的首尾,作为机械臂的肩部和腕部;在机械臂爬行过程中,肩部与腕部可以互换,用于扩展机械臂在空间站上的工作范围[15];同时末端也具备抓取浮动目标的能力,这就需要其具备大容差㊁低冲击捕获㊁高精度对接(含电气连接)和高刚度锁紧功能(作为机械臂的肩部支撑整臂动作)㊂综上任务需求,本文设计的末端执行器采用钢丝绳缠绕方式进行大容差㊁低冲击捕获,以粗㊁精两级分步实施拖动校正定位,采用4套独立的锁紧机构同步对目标适配器实施大预紧力锁紧,以实现高刚度锁紧㊂该末端主要由捕获组件㊁拖动组件㊁锁紧组件㊁壳体组件㊁六维力传器和快速连接装置等部分组成,如图1所示㊂末端与机械臂关节通过快速连接装置连接,可由航天员在轨进行更换㊂末端抓取的目标适配器示意图如图2所示㊂末端抓取目标适配器时,首先由捕获组件工作抓住目标适配器的捕获杆;然后拖动组件工作,将目标适配器及其捕获组件一起沿轴向拖动,使目标适配器与末端执行器对接,依靠其与末端壳体组件的配合,消除俯仰㊁偏航以及转动3个方向上的误差,实现目标适配器与末端的精确对接;最后,4个锁紧组件沿轴向同步运动,在对接面上施加预载荷,并实现与目标适配器的电连接,完成末端抓取过程㊂释放时,首先锁紧组件反向转动,使得末端执行器与目标适配器断开电连接,并释放二者界面的锁紧力;然后拖动组件和捕获组件工作,回到初始位置,完成释放动作㊂2.2㊀捕获容差定义㊀㊀在末端捕获目标适配器过程中,以可允许的727第6期㊀㊀㊀㊀张文明,等.空间站机械臂末端执行器抓取试验技术研究图1㊀末端执行器组成示意图Fig.1㊀Diagram of the end effector modelcomposition图2㊀目标适配器示意图Fig.2㊀Diagram of target adapter model composition机械臂腕部(肩部)末端坐标系(F EE )相对目标适配器捕获坐标系(F B )的相对位移㊁相对转角定义捕获容差,如图3所示㊂捕获浮动目标时的初始条件也以两坐标系的相对位姿㊁相对速度及相对角速度进行定义㊂末端与目标适配器锁紧后,末端坐标系(F EE )与目标适配器捕获坐标系(F B )完全重合㊂2.3㊀末端地面验证要求㊀㊀在空间机械臂末端执行器研制过程中,必须对其抓取功能与性能进行全面验证,以保证其在轨工作的可行性与可靠性㊂针对末端执行器主要验证的功能性能为捕获容差和捕获质量㊂进行捕获容差验证时,需设置包含六自由度位姿偏差,并设置各个方向的阻力/力矩;进行捕图3㊀末端与目标适配器坐标系Fig.3㊀The end effector and the target adapter coor-dinate system获质量验证时,同样需要设置六自由度位姿偏差,并模拟不同目标负载的运动特性㊂末端捕获容差要求位置偏差不小于100mm,姿态偏差不小于10ʎ㊂捕获质量100~25000kg 之间可调,质心位置在Φ4500mm ˑ20000mm 体内可连续调节㊂平移运动精度不大于0.2mm;转动角度精度不大于0.05ʎ;最大线速度优于100mm /s,角速度优于8ʎ/s㊂在设置的边界条件下,进行末端抓取目标试验,测试末端抓取功能与性能㊂图4㊀末端抓取半物理试验验证系统框图Fig.4㊀Block diagram of the semi-physical simulationexperiment system composition2.4㊀半物理试验验证系统㊀㊀末端抓取半物理试验验证系统,主要由六自由度运动平台㊁末端与目标适配器产品㊁六维力传感器㊁控制系统以及刚度模拟模块等组成㊂设备系统框图见图4,实物图见图5㊂目标适配器通过六维力传感器安装于六自由度运动平台上,六自由度运动平台是基于Stewart 结构形式的电驱动运动系统,能够模拟被抓取目标体的初始位姿及其质量㊁运动特性,并能模拟末端与目标适配器的空间相对运动㊂刚度模拟模块用来模拟机械臂827载人航天第28卷图5㊀末端抓取半物理试验验证系统实物图Fig.5㊀Photo of the semi-physical simulation experi-ment system刚度,防止在刚性边界条件下,实验系统发散,损伤产品㊂末端执行器通过六维力传感器固定在目标适配器上方㊂表1㊀末端半物理试验验证系统跟踪精度测试结果(x ,R x )Table 1㊀Tracking accuracy test results of the semi-physical simulation experimental system (x ,R x )参数x 向R x 向频率/Hz 0.1380.138幅值/mm 504110.20.05幅频特性/dB -0.0019-0.3948-2.1581-0.0013-0.4547-2.4296相频特性/(゜)1.421.653.91.4321.652.4表2㊀末端半物理试验验证系统跟踪精度测试结果(y ,R y )Table 2㊀Tracking accuracy test results of the semi-physical simulation experimental system (y ,R y )参数y 向R y 向频率/Hz 0.1380.138幅值/mm 504210.20.05幅频特性/dB -0.0023-0.3943-2.4988-0.0035-0.5513-2.4988相频特性/(゜)1.421.647.81.4222.57251.3表3㊀末端半物理试验验证系统跟踪精度测试结果(z ,R z )Table 3㊀Tracking accuracy test results of the semi-physical simulation experimental system (z ,R z )参数z 向R z 向频率/Hz 0.1380.138幅值/mm 504110.20.05幅频特性/dB -0.0021-0.4382-2.1581-0.0022-0.4638-2.4066相频特性/(゜)1.4421.652.41.421.650.7抓取试验时,六维力传感器采集到当前时刻实际的力信息,将力的信息输入至机械臂和被抓取目标的动力学模型,经地面试验系统的动力学模型计算得出下一时刻末端执行器与目标适配器之间的相对位姿,由六自由度运动平台复现期望运动以得到下一时刻真实的力信息㊂为准确及时复现末端与目标的相对运动,达到机械臂末端抓取验证目的,需六自由度运动平台具备适合的运动范围㊁运动精度㊁运动速度以及跟踪精度㊂末端抓取半物理试验验证系统经装配㊁调试完成后,需对其静态精度,最大运动速度,运动空间以及跟踪精度等指标进行标定㊁测试㊂3㊀结果3.1㊀标定结果㊀㊀经标定测试,该半物理试验验证系统平移运动精度:ʃ0.2mm;转动角度精度:ʃ0.01ʎ;最大线速度120mm /s,角速度10ʎ/s;运动空间,径向(y ,z 向)位移:优于ʃ150mm,轴向(x 向)位移:优于400mm;转动(R x )角度:ʃ15ʎ;俯仰/偏航(R y ,R z )角度:ʃ25ʎ,满足末端地面试验验证要求㊂跟踪精度结果见表1~表3,刚度模拟模块测试结果见表4㊂927第6期㊀㊀㊀㊀张文明,等.空间站机械臂末端执行器抓取试验技术研究表4㊀刚度模拟模块实测值Table4㊀Measured value of stiffness simulation modulex向/(N/m)y向/(N/m)z向/(N/m)R x向/(Nm/rad)R y向/(Nm/rad)R z向/(Nm/rad)1.25e52.6e5 2.8e58e49e3 1.2e43.2㊀末端测试工况及测试结果3.2.1㊀捕获容差测试㊀㊀末端捕获容差包括单向容差和组合容差,单向位置偏差100mm,俯仰/偏航(R y,R z)角度偏差15ʎ,转动(R x)角度偏差10ʎ;组合容差的位置偏差50mm,角度偏差2ʎ,测试工况见表5㊂表5㊀末端捕获容差测试工况Table5㊀Conditions of end effector capture tolerance test 工况位姿偏差(x,y,z;R x,R y,R z)1(0mm,-100mm,0mm;0ʎ,0ʎ,0ʎ)2(0mm,100mm,0mm;0ʎ,0ʎ,0ʎ)3(0mm,0mm,100mm;0ʎ,0ʎ,0ʎ)4(0mm,0mm,-100mm;0ʎ,0ʎ,0ʎ)5(0mm,0mm,0mm;10ʎ,0ʎ,0ʎ)6(0mm,0mm,0mm;-10ʎ,0ʎ,0ʎ)7(0mm,0mm,0mm;0ʎ,15ʎ,0ʎ)8(0mm,0mm,0mm;0ʎ,-15ʎ,0ʎ)9(0mm,0mm,0mm;0ʎ,0ʎ,15ʎ)10(0mm,0mm,0mm;0ʎ,0ʎ,-15ʎ)11(50mm,50mm,50mm;2ʎ,2ʎ,2ʎ)12(-50mm,-50mm,-50mm;-2ʎ,-2ʎ,-2ʎ)模拟抓取边界条件,径向力240N,轴向力400N,阻力矩100Nm,即目标适配器受径向力大于240N或轴向力大于400N或阻力矩大于100Nm时,测试平台则沿力/力矩减小的方向运动㊂按照测试工况位姿要求,利用末端测试平台,设置末端与目标适配器之间的位姿关系,再将平台设置为动力学控制模式,发送末端执行器抓取指令,观察抓取动作执行情况㊂抓取过程中末端与目标适配器的初始相对位置关系见图6㊂经抓取试验验证,在12种测试工况下,末端均能够实现对目标适配器的可靠捕获㊁拖动,完成末端与目标适配器之间的精准对接㊂抓取过程中末端各组件运动行程㊁驱动电机电流㊁速度以及力传感器数据均在设计范围内㊂试验结果表明末端图6㊀末端与目标适配器初始位姿图Fig.6㊀Photo of the initial pose of the end effector and the target adapter的捕获单向容差满足:径向偏差100mm,轴向偏差100mm,俯仰/偏航偏差15ʎ,转动偏差10ʎ;组合容差:位置偏差50mm,姿态偏差2ʎ㊂即在上述容差范围内,末端能够克服径向240N㊁轴向400N以及100Nm的阻力/力矩,对目标适配器进行抓取㊂末端执行器在轨已成功抓取目标适配器30余次,随空间站机械臂完成了舱外爬行㊁舱外巡检,辅助航天员出舱以及转位货用飞船等任务㊂3.2.2㊀抓取25t浮动目标测试㊀㊀在末端抓取半物理试验验证系统上,设置目标物的质量为25t,外形尺寸为Ф4.5mˑ18m,质量均匀分布,目标适配器位于Ф4.5m端面中心位置,对应的目标质量特性:I x=63300kgm2,I y= I z=706000kgm2㊂然后利用半物理试验验证系统设置末端与目标的初始位姿偏差为(50mm, 50mm,50mm;2ʎ,2ʎ,2ʎ),设置平台为动力学控制模式,启动末端执行器进行抓取,测试平台模拟目标在空间零重力下的动力学过程㊂测试过程中,末端执行器将目标适配器可靠抓取,抓取过程末端受力见图7和表6㊂由表中数据可以看出,037载人航天第28卷末端在捕获25t 目标过程中,末端最大力为304.2N,最大力矩为732Nm,发生在拖动过程中,末端与目标适配器接触碰撞时刻㊂目标适配器运动轨迹见图8,初始位置x =128mm 对应末端与目标适配器x 向偏差为50mm㊂末端抓取过程中,目标适配器沿x 向移动128mm,y ,z 向移动约为15mm,说明末端与目标适配器对接过程中,二者同时沿y ,z 向位移㊂图7㊀末端抓取25t 目标时末端尾部的力/力矩曲线Fig.7㊀Force /torque on the end effector when grab-bing a 25t target表6㊀末端抓取25t 目标时末端尾部的力/力矩极值Table 6㊀The extreme value of the force /torque on theend effector when grabbing a 25t target极值F x /NF y /NF z /N M x /Nm M y /Nm M z /NmMax 304.264146.85103.886732.658162.025396.96Min -315.18-116.38-108.75-728.12-103.41-117.52图8㊀抓取25t 目标时目标适配器的位移和转角Fig.8㊀Displacement and rotation angle of the targetadapter when grabbing a 25t target通过末端半物理试验验证系统验证末端能够抓取25t 目标㊂此过程的测试数据可用于机械臂末端抓取任务仿真模型验证,通过对机械臂末端仿真模型修正,从而提高机械臂末端抓取任务仿真验证的准确度㊂4㊀结论㊀㊀1)针对空间机械臂末端抓取地面验证需求,提出并研制了一套半物理验证系统,结果表明:①平移运动精度为ʃ0.2mm,转动角度精度为ʃ0.01ʎ,最大线速度为120mm /s,角速度为10ʎ/s;②运动空间径向位移优于ʃ150mm,轴向位移优于400mm,转动角度为ʃ15ʎ,俯仰/偏航角度为ʃ25ʎ㊂实现了多工况㊁复杂边界㊁大负载㊁大容差等条件下的空间机械臂末端抓取地面试验验证㊂2)利用半物理试验验证系统对中国空间站机械臂末端执行器捕获容差进行了测试,结果表明:①末端执行器捕获单向容差为径向偏差100mm,轴向偏差100mm,俯仰/偏航偏差15ʎ,转动偏差10ʎ,满足捕获位置容差不小于100mm,姿态容差不小于10ʎ的指标要求;②组合容差为位置偏差50mm,姿态偏差2ʎ㊂3)利用半物理试验验证系统对末端执行器抓取目标质量进行了测试,测试结果表明,末端执行器具备抓取25t 目标的能力㊂结合半物理试验验证系统的物理特性和测试结果,可对空间站机械臂末端执行器抓取仿真模型进行修正,进一步仿真验证机械臂末端在轨抓取方案㊂参考文献(References )[1]㊀徐文福,梁斌,李成,等.空间机器人微重力模拟实验系统研究综述[J].机器人,2009,31(1):88-96.Xu W F,Liang B,Li C,et al.A review on simulated micro-gravity experiment systems of space robot[J].Robot,2009,31(1):88-96.(in Chinese)[2]㊀姚燕生.三维重力补偿方法与空间浮游目标模拟实验装置研究[D].合肥:中国科学技术大学,2006.Yao Y S.Research on 3-d Gravity Compensation and Equip-ment of Space Floating Objective Simulation[D].Hefei:Uni-versity of Science and Technology of China,2006.(in Chi-nese)[3]㊀袁浩巍.空间机器人三维空间目标捕获的地面物理验证系统研究[D].哈尔滨:哈尔滨工业大学,2013.Yuan H W.Ground Physical Verification System of Space Ro-bot for 3D Space Target Capturing [D].Harbin:Harbin Insti-tute of Technology,2013.(in Chinese)[4]㊀曲艳丽,赵明扬,张崇锋.空间对接机构6自由度半物理仿真试验台运动特性分析[J].空间科学学报,2002,22(增刊Ⅱ):94-99.Qu Y L,Zhao M Y,Zhang C F.Design and performance a-nalysis of 6-DOF semi-physical simulation test system for137第6期㊀㊀㊀㊀张文明,等.空间站机械臂末端执行器抓取试验技术研究space docking mechanism[J].Chinese Journal of Space Sci-ence,2002,22(Supp.II),94-99.(in Chinese) [5]㊀高峰,曹睿,齐臣坤,等.空间碰撞地面半实物模拟原理[M].北京:科学出版社,2016:1-20,155-175.Gao F,Cao R,Qi C K,et al.The Principle of Semi-physicalSimulation in Ground of Space Collision[M].Beijing:Sci-ence Press,2016:1-20,155-175.(in Chinese) [6]㊀于思淼,郑淑涛,杨宇,等.机械臂柔性对接半物理仿真系统特性分析[J].哈尔滨工业大学学报,2019,51(7):24-32.Yu S M,Zheng S T,Yang Y,et al.Characteristics analysisof hardware-in-the-loop simulation system for manipulator flex-ible docking[J].Journal of Harbin Institute of Technology,2019,51(7):24-32.(in Chinese)[7]㊀常同立,丛大成,叶正茂,等.空间对接地面半物理仿真台系统仿直研究[J].航空学报,2007,28(4):975-980.Chang T L,Cong D C,Ye Z M,et al.Simulation on HILground experiment simulator for on-orbit docking[J].ActaAeronautica et Astronautica Sinica,2007,28(4):975-980.(in Chinese)[8]㊀李海泉,梁建勋,吴爽,等.空间机械臂柔性捕获机构建模与实验研究[J].力学学报,2020,52(5):1466-1474.Li H Q,Liang J X,Wu S,et al.Dynamics modeling and ex-periment of a flexible capturing mechanism in a space manipu-lator[J].Chinese Journal of Theoretical and Applied Me-chanics,2020,52(5):1466-1474.(in Chinese) [9]㊀Ma O,Wang J,Misra S,et al.On the validation of SPDMtask verification facility[J].Journal of Robotic Systems,2004,21(5):219-235.[10]㊀Martin E,Doyon M,Gonthier Y,et al.Validation process ofthe STVF hardware-in-the-loop simulation facility[C]//Proc.of8th International Symposium on Artificial Intelli-gence,Robotics and Automation in Space.Munich,Germa-ny,2005:309-404.[11]㊀Chapleau S L,Martin E,Baron L.Results and verification ofspacecraft docking emulation using hardware-in-the-loop simu-lation[C]//16th Symposium on Theory and Practice of Robotsand Manipulators,Warsaw,Poland,2006:397-404. [12]㊀Ma O,Abad A F,Boge e of industrial robots for hard-ware-in-the-loop simulation of satellite rendezvous anddocking[J].Acta Astronautica,2012,81(1):335-347.[13]㊀Boge T,Wimmer T,Ma O,et al.EPOS-Using robotics forRvD simulation of on-orbit servicing missions[C]//AIAAModeling and Simulation Technologies Conference,Toronto,Ontario,Canada,2010:7788.[14]㊀Stefano M D,Balachandran R,Artigas J,et al.Reproducingphysical dynamics with hardware-in-the-loop simulators:apassive and explicit discrete integrator[C]//Proc.of theIEEE International Conference on Robotics and Automation,Singapore,2017:5899-5906.[15]㊀周建平.我国空间站工程总体构想[J].载人航天,2013,19(2):1-10.Zhou J P.Chinese space station project overall vision[J].Manned Spaceflight,2013,19(2):1-10.(in Chinese)(责任编辑:高㊀慧)237载人航天第28卷。
机械臂模型及旋转矩阵探究
y
p
x *cos y *sin
x
*
sin
y
*
cos
o
x
设op的长度为r,辐角为 x r *cos y r *sin
r r
* *
cos cos
cos r *sin sin r *sin
sin cos
r *cos( r *sin(
) )
机械臂的模型
zB
zA
p
P A Bo
00
px
py pz
16
T
1
因为作为中间结果16T 可求出，令矩阵两端元素对应相等，可
以求出1 表达式。对于 2 到 5 都可以用矩阵运算的方法得
到其表达式。
1 a tan 2( py, px) a tan 2(d2, px2 py2 d22 )
机械臂的模型
求解及控制机械臂
对于求得的各关节角变量的表达式用MATLAB语言 编写对应的程序，在已知末端要到达的位置时可以求出具 体的数值。同常六自由度会有8组反解，在考虑机械结构的 限制、关节奇异点、路径最短等情况下只选取一组解。再 把这组解的表达式编入程序中。在给出要到达的位姿后， 程序算出各关节角。得到关节角后就可以控制机械臂动作 。
❖ 1)航天飞机上机械臂
❖ 目前投入使用比较典型的是加拿大1号臂，如图卜1所示，加 拿大臂山加拿大斯巴公司生产，安装于美国航天飞机上，目 前仍有3套航天飞机机械臂在使用。加拿大1号臂由强度极高 的碳纤维材料制造，长15．2m，直径38cm，总质量为 410Kg，在无载荷条件下移动速度可达600m吣，有载荷时 移动速度为60mm／s，无载荷时能移动到距目标点的精度 范围为±152mm，操作载荷质量可达300looKg
国内外对问天舱机械臂的评价
国内外对问天舱机械臂的评价
问天实验舱是中国空间站的一部分，其中包括了一个小机械臂，也被称为“天和机械臂”或“问天机械臂”。
这个小机械臂是中国自主研发的，具有很高的技术含量和创新性。
国内外对问天舱机械臂的评价普遍较为积极。
以下是一些具体的评价：
国内评价：
1.中国国家航天局表示，问天舱机械臂的研制成功标志着中国在空间机械臂领域取得了重大突破。
2.中国工程院院士、航天科技集团公司五院院长杨孟飞认为，问天舱机械臂的成功应用将有助于中国在空间探索领域的进一步发展。
国外评价：
1.美国《纽约时报》报道称，问天舱机械臂的成功研发和应用表明中国在空间探索领域的技术实力已经达到了国际先进水平。
2.英国广播公司（BBC）报道称，问天舱机械臂的成功应用将为中国在太空探索领域的未来发展奠定坚实的基础。
3.德国《明镜周刊》报道称，问天舱机械臂的成功研发和应用表明中国已经成为全球领先的航天大国之一，具有重要的战略意义。
总之，国内外对问天舱机械臂的评价普遍较为积极，认为其成功研发和应用标志着中国在空间探索领域的技术实力和创新能力的进一步提升。
空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证
空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证张㊀运1,李德伦1∗,王㊀康1,朱㊀超1,赵志军1,杨光辉2,姚思雨2(1.空间智能机器人系统技术与应用北京市重点实验室,北京空间飞行器总体设计部,北京100094;2.北京卫星制造厂有限公司,北京100094)摘要:为满足空间站机械臂在轨维修需求,实现在轨故障单机快速从整臂中分离,设计了一种通用快速连接装置㊂该装置在满足空间站机械臂高刚度㊁大承载要求的前提下,具有空间环境下操作力矩小㊁操作简便㊁拆装迅速的特点㊂快速连接装置由快速连接母组件和快速连接公组件两部分组成,两组件通过膨胀螺栓膨胀施加预紧力实现锁紧,组件对接过程中通过楔形结构配合实现导向和定位㊂该快速连接装置通过刚度测试㊁真空高低温环境下膨胀螺栓插拔以及航天员地面人机工效等验证,结果表明该装置可满足空间站机械臂使用要求与在轨维修需求㊂关键词:空间站机械臂;快速连接;膨胀螺栓;人机工效中图分类号:V423.7㊀文献标识码:A㊀文章编号:1674-5825(2022)06-0741-09收稿日期:2022-02-10;修回日期:2022-09-20基金项目:人因工程重点实验室一般基金项目(6142222210302)第一作者:张运,女,硕士,工程师,研究方向为空间机器人系统及机构设计㊂E-mail:zhy05221145@ ∗通讯作者:李德伦,男,硕士,高级工程师,研究方向为空间机器人系统及机构设计㊂E-mail:dll_hit@Design and Experimental Verification of Joint Quick ConnectDevice for Space Station ManipulatorZHANG Yun 1,LI Delun 1∗,WANG Kang 1,ZHU Chao 1,ZHAO Zhijun 1,YANG Guanghui 2,YAO Siyu 2(1.Beijing Key Laboratory of Intelligent Space Robotic System Technology and Applications,Beijing Institute ofSpacecraft System Engineering,CAST,Beijing 100094,China;2.Beijing Satellite ManufacturingCo.,Ltd,Beijing 100094,China)Abstract :According to the requirements of astronaut Extravehicular Activities(EVA),a universaljoint quick connect device was designed to realize the rapid separation of faulty products from theSpace Station manipulator.The joint quick connect device could achieve the requirements of high ri-gidity and large heavy load.At the same time,it had the characteristics of small operating torque,easy operation and quick disassembly.The quick connect device was divided into the male compo-nent and the female component,and the two components were locked by expansion bolts and posi-tioned and guided through a wedge structure.The joint quick connect device had passed the stiffness test,the expansion bolt insertion test in the vacuum,high and low temperature environment,as well as the astronaut ground ergonomics test.The experimental results showed that the device could meetthe use requirements of the Space Station manipulator and on-orbit maintenance requirements.Key words :Space Station manipulator;quick connect;expansion bolt;ergonomics第28卷㊀第6期2022年㊀12月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀载㊀人㊀航㊀天Manned Spaceflight㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Vol.28㊀No.6Dec.20221㊀引言㊀㊀机械臂是大型空间站进行在轨维护和建设的必要工具㊂机械臂在地面遥操作和空间站内航天员的联合操作下,实现空间站舱表巡检㊁大型货物转运㊁辅助交会对接㊁航天技术试验照料等重大任务[1-2]㊂空间机械臂作为大型舱外机械臂,在轨寿命要求10年以上,且机械臂造价以及发射费用昂贵,因此需要其具有通过维修维护延长使用寿命的能力[3]㊂在关节㊁末端等单机失效的情况下,需要通过在轨维修进行故障单机更换[4]㊂快速连接装置作为机械臂关节与关节㊁末端㊁臂杆及中央控制器等单机之间的连接结构,是保证机械臂在轨维修的基础㊂目前,国际空间站机械臂有加拿大航天飞机遥操作臂SRMS(Shuttle Remote Manipulator Sys-tem)㊁空间站遥操作臂SSRMS(Space Station Re-mote Manipulator System)㊁日本实验舱机械臂JERMRS(Japanese Experiment Module Remote Ma-nipulator System)㊁欧洲机械臂ERA(European Ro-botic Arm)等㊂其中航天飞机遥操作臂SRMS臂长15m,有6个关节[5],在轨实现了卫星捕获㊁卫星维修㊁国际空间站建设等[6]㊂由于航天飞机可以返回地球,因此SRMS机械臂关节采用不可在轨更换设计[7]㊂空间站遥操作臂SSRMS采用2个完全对称的臂杆设计,共包含7个关节和2个末端执行器㊂SSRMS采用可在轨维修设计[8],即采用模块化关节与快换接口设计㊂快换接口由6个凸台与配对U型槽组成,通过6个快换螺钉连接[9]㊂2002年6月,SSRMS的腕部旋转关节进行了在轨维修更换[10]㊂日本的JEMRMS机械臂由主臂MA和小臂SFA组成,其中MA关节也采用了在轨可更换结构[11]㊂欧洲空间机械臂ERA也采用对称设计,共有7个自由度,ERA关节并未采用可在轨更换接口设计[12]㊂综上,目前公开关节快换接口结构,且在轨成功进行更换维修的只有SSRMS,但是其电气接口设计㊁机械接口容差指标㊁快换装置的操作力矩及测试等资料并公开发表㊂中国空间站核心舱机械臂由7个关节和2个末端执行器等组成,重量约800kg,规模大且承载能力强[13-14],在轨寿命指标为10年,通过维修后寿命指标为15年㊂为满足中国空间站核心舱机械臂在轨寿命要求,机械臂具有在轨维修功能,可实现航天员在轨快速将故障单机从整臂中分离更换㊂核心舱机械臂各单机的连接均采用快速连接装置连接[15-16],通过快速连接的在轨对接与分离,实现故障单机在轨快速更换㊂本文对核心舱机械臂使用的快速连接装置的设计及验证情况进行介绍㊂2㊀设计需求㊀㊀1)轻质量㊂受发射成本及发射空间限制,空间站核心舱机械臂重量要求不超过800kg,而快速连接作为机械臂上各单机间的连接部件,在关节㊁末端执行器㊁臂杆及中央控制器等单机的对接处,共配备13组[13],如图1所示,快速连接的重量对整臂的重量影响较大,需小于5kg㊂图1㊀快速连接在核心舱机械臂上的位置Fig.1㊀Position of the quick connect devices on the manipulator2)高刚度㊂核心舱机械臂在轨需执行最大25t负载搬运任务及舱段转位对接等大载荷操作转移任务㊂机械臂质量约800kg,展开后长度超过10m,其振动基频要满足设计要求,因此,快速连接装置刚度应大于0.8ˑ106Nm/rad㊂3)低力矩㊂机械臂如需在轨维修,需要航天员在空间站舱外着航天服操作㊂受航天服阻尼力矩和航天服手套的影响,航天员的手部精细操作能力大大降低,因此,要求快速连接装置拆装操作简便,且操作力矩不应超过35Nm㊂4)在轨维修㊂机械臂在轨维修作业通过航天员出舱使用专用在轨维修工具完成,因此,快速347第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证连接装置上需要提供在轨维修工具接口,同时在外形上设计明显的状态标识,用于航天员在轨识别关节角度位置㊂5)大容差㊂在轨维修操作时,受航天服影响,航天员视野受限,且在零重力环境下航天员的精细操作能力降低,因此需要快速连接对接接口(电接口及机械接口)具有大容差,提高在轨对接效率㊂6)电气浮动连接功能㊂快速连接装置在建立机械连接的同时,需要将关节与相邻连接部件完成电器连接,完成电源和通信等信息的传递㊂快速连接装置上的电连接器,为满足在轨对接容差需求,需要有浮动容差㊂3㊀机构设计3.1㊀工作原理㊀㊀快速连接装置主要由快速连接公组件和快速连接母组件组成,膨胀螺栓安装在快速连接母组件上,浮动电连接器插头端安装在快速连接公组件上,插座端安装在快速连接母组件上㊂快速连接公组件和母组件上均安装有在轨维修接口,如图2所示㊂快速连接公组件和快速连接母组件分别安装在需要快速组装的不同单机产品上,通过膨胀螺栓膨胀实现锁紧㊂图2㊀快速连接装置组成图Fig.2㊀Composition diagram of the quick connect device快速连接的工作状态分为初始状态㊁导向对接状态㊁电连接器连接状态和膨胀螺栓锁紧状态㊂初始状态下,膨胀螺栓拔出,反向膨胀锁紧在快速连接母组件上;导向对接状态下,快速连接公组件和快速连接母组件通过对接接口导向连接;随后浮动电连接器通过导向销完成浮动对接;插接到限位后,快速连接公组件和快速连接母组件的膨胀螺栓孔位对齐,利用膨胀螺栓专用工具,对膨胀螺栓施加力矩,膨胀螺栓膨胀,快速连接锁紧㊂3.2㊀本体结构设计㊀㊀快速连接公组件和快速连接母组件上设计有楔形插口和垂直轴向的U 型槽,对接时将快速连接公组件插入快速连接母组件的楔形槽中㊂快速连接装置通过楔形槽和U 型槽的对接实现圆周方向的定位和大容差设计,如图3所示㊂根据U 型槽尺寸,快速连接的位置容差为3.8mm,角度容差为2ʎ㊂快速连接本体结构的容差设计如图4所示㊂图3㊀快速连接装置对接口Fig.3㊀Interface of the quick connectdevice图4㊀快速连接装置容差Fig.4㊀Tolerance of the quick connect device3.3㊀维修接口设计㊀㊀在快速连接公组件和快速连接母组件的圆周方向上分别设计有12组在轨维修工具的接口,位置如图5所示㊂机械臂在轨维修工具(包含固定装置㊁拆装装置)通过12组维修接口与机械臂的连接,实现力闭环㊂为在轨维修时能为航天员提供关节转动角度参考,在快速连接上设计了角度刻线及角度标识,如图6所示㊂447载人航天第28卷图5㊀维修接口Fig.5㊀Maintenanceinterfaces图6㊀角度标识Fig.6㊀Angle indicator3.4㊀电连接器浮动设计㊀㊀快速连接除机械连接外,还需提供整臂的电信号及通信信号连接㊂电连接需要有一定的容差,以满足在轨维修需求;快速连接装置选用了J95H 浮动电连接器,以实现容差需求;电连接器的浮动采用浮动螺钉形式,以保证连接强度㊂如图7所示,通过合理设计螺钉的直径a 和安装孔b 大小,保证连接器的浮动量b-a 满足大于1.5mm 的要求㊂图7㊀浮动电连接器安装方式Fig.7㊀Installation of the floating electrical connector为保证电连接器准确对接,电连接器设计了导向销,如图8所示㊂导向销的长度30.5mm,大于连接器外壳的高度21.2mm,在连接器外壳啮合前,导向销利用锥面实现插头和浮动插座的导正,然后电连接器实现准确对接㊂图8㊀导向销设计Fig.8㊀Design of the guide pins3.5㊀膨胀螺栓设计㊀㊀膨胀螺栓是快速连接实现低操作力矩㊁高刚度的关键部件,对膨胀螺栓的设计重点进行分析,确保快速连接装置设计的可靠性㊂3.5.1㊀膨胀螺栓组成㊀㊀快速连接公组件与快速连接母组件之间的连接主要通过膨胀螺栓来实现,膨胀螺栓由2个膨胀环㊁2个锁紧环㊁螺柱隔套㊁锁紧螺母㊁锁紧螺柱和间距隔套等零件组成,基本构型如图9所示㊂图9㊀膨胀螺栓组成图Fig.9㊀Composition diagram of the expansion bolt3.5.2㊀膨胀螺栓工作原理㊀㊀膨胀螺栓的基本工作原理是:在自由状态下,膨胀环和锁紧环在内应力的作用下收拢在锁紧螺柱上,膨胀环外圆与快速连接公㊁母上的隔套有较大的间隙,保证膨胀螺栓能够方便的插入隔套中㊂当膨胀螺栓插入对接好的快速连接装置后,锁紧螺柱的前端插入到固定隔套里面,能够提供膨胀螺栓拧紧时的阻力㊂此时拧紧锁紧螺母,锁紧螺547第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证母推动螺柱隔套向前移动,从而推动膨胀环压缩,在锥形斜面的作用下,膨胀环向外胀开,紧密贴合在隔套上,并施加一定预紧力;锁紧环向内收拢,紧密贴合在锁紧螺柱上,并施加一定预紧力㊂通过施加满足要求的拧紧力矩,确保膨胀螺栓和隔套之间达到满足要求的预紧力,使得快速连接装置在传递扭矩㊁承受弯矩的过程中不产生松动㊂在锁紧环中间,设有间距隔套,通过控制锁紧环的间距,均衡3个膨胀环受力,防止近锁紧螺母处的膨胀环过度膨胀损坏㊂当拧开膨胀环螺栓时,膨胀环和锁紧环在自身弹簧力的作用下,自动收拢,使得膨胀环与隔套之间恢复初始间隙,保证膨胀螺栓能够方便的取出㊂膨胀螺栓拔出后,可施加一个较小的力矩锁紧膨胀螺栓,防止膨胀螺栓滑动㊂3.5.3㊀膨胀螺栓受力分析㊀㊀根据受力情况,建立膨胀螺栓拧紧时的受力图,如图10㊁图11所示,在螺母拧紧的过程中,螺母提供下压力F n ,膨胀环和缩紧环克服摩擦力f 和f ᶄ下滑,在下滑的过程中膨胀环逐渐膨胀,直到膨胀到位贴合隔套时,膨胀环表面承受压力F p ㊂当拧松膨胀螺栓时,受力情况正好相反,由膨胀环的自身回弹收缩力,克服摩擦力fᶄ挤压缩紧环恢复初始状态㊂图10㊀膨胀螺栓拧紧时受力分析图Fig.10㊀Force analysis diagram of the expansion boltwhen tightened膨胀螺栓的锁紧螺母拧松后,膨胀环正常回弹需克服膨胀环与缩紧环间的摩擦力f 和缩紧环与螺柱间的摩擦力f ᶄ,满足条件如式(1)所示:㊀㊀㊀F w ㊃sin(θ)ȡf ㊃cos(θ)+f ᶄ(1)图11㊀锁紧环受力分析图Fig.11㊀Force analysis diagram of the contraction ring其中:F w 为膨胀环对缩紧环锥面的正压力;f 为膨胀环与缩紧环间的摩擦力,f =F w ㊃μ;f ᶄ为缩紧环与螺柱间的摩擦力㊂其中:fᶄ=F w cos(θ)μ,正常回弹需满足条件如式(2)所示:㊀㊀㊀㊀㊀㊀θȡ2arctan(μ)(2)摩擦系数μ取0.15,θȡ17.06ʎ,即可正常回弹㊂设计状态θ为24.775ʎ,膨胀螺栓可正常回弹㊂3.5.4㊀膨胀螺栓强度分析㊀㊀建立膨胀环和缩紧环受力模型如图12所示,底端半缩紧环固定,顶端承受下压力,膨胀环膨胀到位后承受平均压力,锥面设置为滑动无分离接触方式㊂图12㊀膨胀环与缩紧环有限元模型Fig.12㊀Finite element model of the expansion ringand contraction ring有限元分析结果如图13所示,膨胀环在320N 压力作用下,向下的移动量与膨胀环和间距隔套间隙尺寸一致,膨胀环刚好贴合隔套㊂当膨胀螺栓拧紧,按20Nm 施加拧紧力矩后,可计算膨胀环表面正压力如公式(3)所示:F p =2ˑ(F n -F o )/tan(θ)(3)647载人航天第28卷图13㊀膨胀环与锁紧环受力有限元分析结果Fig.13㊀Finite element analysis results of the expan-sion ring and contraction ring㊀㊀其中:F p为拧紧后,膨胀环表面压力;F n为预紧力,其中20Nm对应的预紧力为10000N;F o为膨胀环膨胀到位时需要的初始力320N㊂可计算的表面压力为51089N,对应的表面压强为84.87MPa㊂根据以上加载工况分析,膨胀环最大应力为840MPa,缩紧环最大应力为703MPa㊂膨胀环和锁紧环选用材料为不锈钢棒0Cr15Ni7Mo2Al,该材料的σ0.2=1210MPa,σb=1320MPa,最小安全系数为1.44(1210/840)㊂根据美国NASA-STD-5001标准中推荐的安全系数值,按屈服强度设计,安全系数需大于1.0,因此膨胀环和锁紧环设计强度满足要求㊂3.6㊀润滑的设计㊀㊀由于快速连接活动零件的表面在真空环境下存在冷焊风险,为保证可靠性,在快速连接公组件及母组件的对接接口面㊁维修接口表面㊁膨胀螺栓的膨胀环和锁紧环表面,均采用了有机粘接MoS2薄膜的固体润滑措施,利用有机树脂作为粘接剂,将MoS2粘覆于金属底材表面㊂这种润滑膜层具有以下特点:①与基底间的附着力好,可以承受发射阶段的力学环境;②承载能力高;③与摩擦对偶间不发生冷焊;④在真空环境下摩擦系数低(小于0.1),耐磨寿命长㊂因此该润滑膜可有效满足快速连接的空间环境下使用要求㊂4㊀试验验证4.1㊀刚度测试验证㊀㊀快速连接刚度测试的原理如图14所示,对试验对象进行受力分析可以得到加载端面的变形角度如式(4)所示:图14㊀快速连接装置刚度测试原理Fig.14㊀The principle of stiffness test of the quick connect deviceθ=Ml ljE lj I ljp(4)㊀㊀等效的绕轴刚度如式(5)所示:GI p=Mθ(5)㊀㊀式中:θ为变形角度,GI p为扭转刚度,M为加载力矩,l lj为快速连接直径,E lj为材料弹性模量,I ljp为截面的极惯性矩㊂刚度测试时,将快速连接固定在刚度测试台上,对膨胀螺栓施加20Nm预紧力,然后对快速连接进行2000Nm加载,测试快速连接的弯曲刚度和扭转刚度,图15为其中的弯曲刚度曲线,根据力矩-角位移曲线拟合斜率(即为刚度值),扭转刚度为1.01ˑ107Nm/rad,弯曲刚度为6.36ˑ106Nm/rad㊂图15㊀弯曲刚度曲线Fig.15㊀Bending stiffness curve4.2㊀力矩测试验证㊀㊀为验证在轨操作膨胀螺栓的拧紧拧松力矩,在高低温真空罐内,对快速连接膨胀螺栓的拧紧拧松力矩进行了验证,测试设备如图16~17所示㊂在高低温真空罐内,快速连接母组件安装在试验台上,膨胀螺栓与螺栓插拔机构连接,经磁流体密封装置与真空罐外力矩传感器连接㊂由旋转插拔机构对膨胀螺栓进行拧紧插入或拧松拔出,747第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证力矩大小可通过力矩传感器判断㊂图16㊀膨胀螺栓力矩测试原理Fig.16㊀The principle of tighten and loosen torque ofthe expansionbolt图17㊀膨胀螺栓插拔试验现场图Fig.17㊀Test of the expansion bolt insertion and extraction在真空环境下,测试了膨胀螺栓高温端(70ħ)和低温端(-50ħ)在20㊁25㊁30Nm 拧紧力矩下的拧松力矩,测试结果如图18㊁表2所示㊂图18㊀膨胀螺栓拧紧拧松力矩测试曲线Fig.18㊀Tighten and loosen torque test curves of theexpansion bolt表2㊀膨胀螺栓拧紧拧松力矩测试结果Table 2㊀Tighten and loosen torque test results of the ex-pansion bolt拧紧力矩/Nm拧松力矩/Nm高温低温2014.3~18.514.3~18.02518.2~24.518.5~24.33021.5~29.621.5~29.0由测试结果可知:1)膨胀螺栓拧松力矩受温度变化影响;2)膨胀螺栓插拔顺畅,膨胀螺栓在空间环境下拧紧力矩㊁拧松力矩满足航天员输出指标要求,膨胀螺栓的膨胀环㊁锁紧环收缩状态各循环下对比一致;3)试验后,膨胀螺栓的技术状态良好㊂4.3㊀人机工效验证㊀㊀快速连接装置是关节在轨维修的关键组件,其操作影响在轨维修任务的成败,为验证快速连接装置在轨的拆装性能,对关节进行了在轨维修人机工效学验证[17]㊂膨胀螺栓的在轨操作包括插入/拔出和旋紧/拧松2个主要动作㊂在轨维修时,将膨胀螺栓专用工具安装在航天员舱外操作力矩扳手上,专用工具可实现膨胀螺栓的四面限位㊂当拧紧时,膨胀螺栓上的限位凸台靠在L 型槽径向一侧,如图19所示,拧松时相反㊂插入时膨胀螺栓的限位凸台靠在L 型槽的轴向一侧,如图20所示,拔出时相反㊂图19㊀专用工具拧紧膨胀螺栓示意图Fig.19㊀Schematic diagram of the special looseningtool for the expansionbolt图20㊀专用工具拔出膨胀螺栓示意图Fig.20㊀Schematic diagram of the special tighteningtools for the expansion bolt847载人航天第28卷维修工具安装在快速连接装置维修接口上,由随动机构和分离机构两部分组成㊂分离机构实现故障关节的拆装,而随动机构在关节拆除后,将机械臂其他组件进行临时连接固定,如图21所示㊂图21㊀关节维修装置工具原理图Fig.21㊀Schematic Diagram of the Repair Device In-sertion and Extraction Mechanism for the Joint在轨维修模拟试验模拟场景如图22所示㊂2名航天员位于机械臂故障件两侧,依次完成膨胀螺栓拧松㊁快速连接分离㊁故障关节更换㊁快速连接组合㊁膨胀螺栓锁紧等操作㊂图22㊀膨胀螺栓在轨维修地面试验验证Fig.22㊀Ground test of the on-orbit maintenance forthe expansion bolt5㊀结论㊀㊀本文根据空间站核心舱机械臂的特点和在轨任务对快速连接装置的需求,开展了快速连接装置的刚度㊁容差㊁维修需求设计,经设计分析及试验验证,设计的快速连接装置具有如下特点:1)质量轻㊂通过机构的合理设计,快速连接质量为仅为3.5kg,远小于指标5kg 要求㊂2)连接刚度高㊂经过地面刚度测试及在轨使用验证,可以满足中国空间站机械臂25t 大载荷操作的需求㊂3)操作简便,操作力矩小㊂通过一套专用工具实现拧松㊁拧紧㊁拔出㊁固定一系列动作,操作力矩可以与中国航天员的作业能力相匹配㊂4)设计有维修接口,机械接口有一定的容差和导向,电接口有导向与浮动容差,有利于航天员在舱外进行在轨维修,提高了机械臂系统的可靠性与寿命㊂5)该设计方式可为其他在轨装配㊁在轨维修产品提供借鉴与参考㊂参考文献(References )[1]㊀Long A,Hasting D.Catching the wave:A unique opportunityfor the development of an on-orbit satellite servicing infrastruc-ture[C ]//Space 2004Conference and Exhibit.Arlington,USA:AIAA,2004:2-11.[2]㊀Rouleau G,Rekleitis I,L'Archeveque R,et al.Autonomouscapture of a tumbling satellite[C]//Proceedings of the IEEEInternational Conference on Robotics and Automation.Orlan-do,Florida,USA:IEEE,2006:3855-3860.[3]㊀Martin E,Dupuis E,Piedboeuf J C,et al.The TECSAS mis-sion from a Canadian perspective[C]//8th International Sym-posium on Artificial Intelligence and Robotics and Automationin Space (i-SAIRAS),Munich,Germany,2005,(9):5-8.[4]㊀于登云,孙京,马兴瑞.空间机械臂技术及发展建议[J].航天器工程,2007,16(4):1-8.Yu D Y,Sun J,Ma X R.Suggestion on development of Chi-nese space manipulator technology[J].Spacecraft Engineer-ing,2007,16(4):1-8.(in Chinese)[5]㊀Sallaberger C.Canadian space robotic activities[J].Acta As-tronautica,1997,41(4):239-246.[6]㊀Jorgensen G,Bains E.SRMS history,evolution and lessonslearned[C]//AIAA 2011Conference and Exposition.LongBeach,California:AIAA,2011:4-5.[7]㊀Gibbs G,Sachdev S.Canada and the international space sta-tion program-overview and status[C]//54th International As-tronautical Congress of the International Astronautical Federa-tion.Bremen,Germany,2003,11(5):18-25.[8]㊀Mcgregor R,Oshinowo L.F1ight 6A:Deploynlent and check-out ofthespacestationremotemanipulatorsystem(SSRMS)[C]//Proceedings of the 6th International Sympo-sium on Artificial Intelligence,Robotics and Automation inSpace(i-SAIRAS),2001.[9]㊀Marc D J.Space station remote manipulator system qualifica-tion model joint test program[C]//IARP Workshop on Space Robotics.Ontario,Canada,1998:355-366.[10]㊀Catchpole,John E.The International Space Station Building for the Future [M].UK:Praxis Publishing,2008:361-368.[11]㊀Matsueda T,Kuraoka K,Goma K,et al.JEMRMS SystemDesign and Development Status [C ]//Proceedings of theIEEE National Telesystems Conference.Atlanta,GA,USA:IEEE,1991:391-396.[12]㊀Doctor F,Glas A,Pronk Z.Mission preparation support of947第6期㊀㊀㊀㊀张㊀运,等.空间站机械臂关节快速连接装置设计与验证the European Robotic Arm(ERA)[C]//7th ESA Workshopon Advanced Space Technologies for Robotics and Automa-tion,Noordwijk,Netherlands,November2002. [13]㊀李大明,饶炜,胡成威,等.空间站机械臂关键技术研究[J].载人航天,2014,20(3):238-242.Li D M,Rao W,Hu C W,et al.Key Technology review ofthe research on the space station manipulator[J].MannedSpaceflight,2014,20(3):238-242.(in Chinese) [14]㊀周建平.我国空间站工程总体构想[J].载人航天,2013,19(2):1-10.Zhou J P.Chinese space station project overall vision[J].Manned Spaceflight,2013,19(2):1-10.(in Chinese) [15]㊀刘宏,蒋再男,刘业超.空间机械臂技术发展综述[J].载人航天,2015,21(5):435-442.Liu H,Jiang Z N,Liu Y C.Review of space manipulatortechnology[J].Manned Spaceflight,2015,21(5):435-442.(in Chinese)[16]㊀Li D L,Zhang Y,Wang K,et al.The experimental adapta-bility design and verification of the space station manipulator'sjoint[C]//20213rd International Symposium on Robotics&Intelligent Manufacturing Technology.GuangZhou,2021:491-495.[17]㊀朱超,孔旭,胡成威,等.空间机械臂维修性系统设计与评价体系的构建[J].航空学报,2021,42(1):244-252.Zhu C,Kong X,Hu C W,et al.Maintainability system de-sign and evaluation system construction for spacemanipulators[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2021,42(1):244-252.(in Chinese)(责任编辑:孙京霞)057载人航天第28卷。
一种可调式机械手末端执行器的结构设计
一种可调式机械手末端执行器的结构设计
王明黔;黄伟莉;章国庆
【期刊名称】《科技广场》
【年(卷),期】2016(000)004
【摘要】机械手是工业机器人的重要组成部分，末端执行器则是直接执行其作业任务的装置。
本文针对一种楔块杠杆式夹持器进行了结构改进，设计了一种螺纹调节装置，从而实现工件的夹持直径在较大范围内可调，可提高生产效率。
【总页数】4页(P178-181)
【作者】王明黔;黄伟莉;章国庆
【作者单位】东华理工大学机械与电子工程学院，江西南昌 330013;东华理工大学机械与电子工程学院，江西南昌 330013;东华理工大学机械与电子工程学院，江西南昌 330013
【正文语种】中文
【中图分类】TH122
【相关文献】
1.双孢菇采摘机械手末端执行器设计与分析 [J], 程鼎豪
2.基于脑-机接口技术的柔性体夹持机械手末端执行器系统设计 [J], 程鼎豪;刘新华;金康
3.嫁接苗移栽机械手末端执行器的优化设计 [J], 夏春风;曹其新;杨扬
4.家禽净膛机械手末端执行器的设计及运动学分析 [J], 鲍秀兰;张磊;王树才
5.基于圆柱凸轮的株距可调式取苗末端执行器设计与试验 [J], 崔永杰;卫咏哲;丁辛亭;崔功佩;何智;王明辉
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
神舟飞船舱门的“守护者”——记天津市“海河工匠”孙占海
神舟飞船舱门的“守护者”——记天津市“海河工匠”孙占海作者：暂无来源：《职业（上半月刊）》 2019年第12期孙占海，现为中国航天科技集团有限公司第五研究院特级技师，从业30多年来，他攻克航天技术难题90余项，研制航天器工艺装备40余套，排除航天器发射隐患百余项，圆满完成了多艘神舟系列飞船和空间实验室发射任务，亲手护送9名中国航天员成功飞天，圆满完成我国首个“大国重器”空间站核心舱的总装研制，先后获得神舟六号研制突出贡献奖、中国载人航天工程突出贡献奖、中国航天科技集团有限公司第五研究院绝技诀窍论文一等奖、全国技术能手、天津市滨海工匠等多项荣誉，2016年获得国务院政府特殊津贴，为国家载人航天工程的顺利推进和祖国航天梦的实现做出了重要贡献。
勇于担当、攻坚克难，巧手托起神舟梦载人航天工程是我国空间科学实验的重大战略工程之一，也是我国高新技术发展水平和综合国力的集中体现。
按照我国航天事业发展规划，载人航天工程计划分三步来实施，即“三步走”发展战略。
孙占海作为我国载人航天工程总装系统集成的一线指挥员，从2000年加入载人航天队伍伊始，便全身心投入到载人航天工程的建设中，至今已近二十载。
他曾作为航天员飞天前“关舱门”唯一指定人、亲手护送过9名我国航天员飞往太空，被航天员们亲切地誉为“神舟飞船舱门守护神”，凭借着其自身高超的技能，助力载人航天第一步(成功发射载人飞船)和第二步(突破空间飞行器交会对接技术)实现了完美收官，为首次载人飞行、首次航天员出舱行走、首次无人交会对接、首次载人交会对接等技术的突破做出了突出贡献。
“载人航天，人命关天”，载人飞船的总装研制是14个分系统的“最终集成”，研制工作难度大、风险高，稍有疏忽都可能导致发射任务的失败，甚至直接威胁到航天员的生命安全。
特别在我国载人飞船研制的初期，研制经验几乎为零，总装过程更是充满了无数挑战。
然而，孙占海勇挑重担、主动承担起了神舟飞船的研制重任，并一路攻坚克难，先后解决了返回舱大底陀螺组合体拆卸困难问题、人-舱-服试验舱外百公斤级航天服悬挂移动困难问题、返回舱主仪表板反复挤伤舱内模板电缆问题、返回舱返回过程中滚动发动机组件易烧蚀问题、返回舱非电传爆装置逆流程操作困难问题、返回舱舷窗玻璃换装过程易污染问题等数十项总装关键技术难题，作为主要完成人撰写的《载人飞船返回舱舷窗玻璃无损更换技巧》入选中国航天科技集团有限公司百篇优秀技能论文。
空间索杆铰接式伸展臂单元动力学特性研究
空间索杆铰接式伸展臂单元动力学特性研究郭宏伟邓宗全刘荣强哈尔滨工业大学机电工程学院航空宇航制造工程系，哈尔滨，150001摘要:给出了空间索杆铰接式伸展臂的工作原理，研制了一套空间索杆铰接式伸展臂试验样机。
运用结构动力学理论以及有限元方法对伸展臂进行了动力学分析和仿真。
分析了结构参数对伸展臂固有频率的影响，比较了结构参数对固有频率影响灵敏度，提出了提高伸展臂固有频率的有效措施。
通过试验测试了伸展臂在四种不同索张力下的固有频率，研究了索张力值对伸展臂动力学特性的影响。
最后将试验结果与理论分析和有限元仿真结果进行了对比分析。
关键词:空间索杆铰接式伸展臂,动力学,有限元，固有频率中图分类号: V141文献标识码: ADynamic Characteristics Study for Space Cable-RodDeployable Articulated Mast BayGuo Hongwei Deng Zongquan Liu Rongqiang(School of Mechatronics Engineering, Harbin Institute of Technology, 150001 ) Abstract: The work theory of the space cable-rod deployable articulated mast is spysfied, a set of space cable-rod deployable articulated mast test prototype has been manufactured. Dynamic characteristics of the mast is analyzed and simulated using structural dynamic theory and finite element analyse. The influence of structural parameters on mast bay’s natrual frequency has been analyzed, the sensitivity of natural frequency to structural parameters has been compared. Effective measures of increasing the mast bay’s natrual frequency has been proposed. The natrual frequency of the mast bay has been tested through experiment test. The influence of different cable tession on mast bay natural frequency has been studied. The experiment result has been compared with finite element simulation result and match well. Key words: space cable-rod deployable articulated mast, dynamic charateristics, finite element analyse, natural frequency1 引言空间索杆铰接式伸展臂具有重复展开精度高、稳定性好、刚度和强度高等特点，主要作为大型合成孔径雷达、太空望远镜、大型展开天线等高精度探测设备的分离、定位和支撑结构[1]。
航天器杆件死点特性结构锁设计与分析
航天器杆件死点特性结构锁设计与分析曹晓瑞;陈尚;杨飞;吴君【摘要】For the repeat opening and locking requirement of space aircraft hatch and the disadvantage of traditional pyrotechnically actuated separation devices with big impact and vibration during single unlocking,one repeated locking hatch four-bac mechanism composed of crank and racker is proposed.Based on the dead point of planar four-bar mechanism,the hatch could be locked reliably with the advantage of high capacity,low impact,simple structure,light weight and reliable performance.The dead point characteristic of the repeated locking mechanism is studied and the self-locking region is given.The parametric model is built and optimization object function is obtained,the structure of the repeated locking mechanism is optimized using MATLAB software and the optimal structural parameters are achieved.The simulation results show that the space aircraft hatch could be locked reliably by the proposed locking mechanism,and the driving torque during locking mechanism is decreased significantly after optimization.%针对天地往返航天器舱门需要重复开启与关闭的实际需求及传统火工分离装置只能单次解锁且伴随大冲击与振动的缺点,提出一种曲柄-摇杆四杆舱门重复锁紧机构.该机构基于平面四杆机构的死点区域来实现对舱门的可靠锁定,具有承载能力大、锁紧及解锁过程冲击微小、结构简单、重量轻及性能可靠等优点.为了更好地利用该机构的死点特性完成舱门的可靠锁紧,对机构的死点特性进行建模分析,给出使机构自锁的死点区域.对锁紧机构进行参数化建模,建立机构的参数化优化目标函数,利用MATLAB对进行机构优化设计并得到最优结构参数.仿真结果表明所提的锁紧机构可将舱门可靠地锁紧且经过优化后的锁紧机构所需的驱动力矩显著降低,具有较高的驱动效率.【期刊名称】《机械设计与制造》【年(卷),期】2017(000)006【总页数】4页(P248-251)【关键词】航天器;舱门;重复锁紧;机构死点;优化【作者】曹晓瑞;陈尚;杨飞;吴君【作者单位】中国运载火箭技术研究院,北京100076;中国运载火箭技术研究院,北京100076;哈尔滨工业大学机电工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学机电工程学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TH16;V476.1传统火工分离装置虽然经历了多次在轨飞行验证，具有很高的可靠度，但其却有两个固有不足之处：一是解锁过程中伴随着剧烈的冲击与振动，二是只能实现单次的解锁与释放[1]。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
（ 南京航空航 天大学航天学 院，南京 ２ １ ０ ０ １ ６ ）
摘 要 ：论文首先对机械臂末端效应器 的研究 发展概 况进行 综述 ， 对 国内外 典型 的末 端效应 器的功能 、 技术
指标 、 适 应性 特征进行综合对 比分析 ； 其次对大机械 臂锁合末 端效应 器 的结 构组成 、 工作 原理及特 点进行介 绍 ， 并
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ： Ｒｏ ｂｏ ｔ ｉ ｃ ｍａ ｎ ｉ ｐ ｕ ｌ ａ ｔ ｏ ｒ ； Ｅｎｄ — ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ； Ｋｅ ｙ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎｉ ｑｕ ｅ
０ 引 言
配器 ， 其 中末端 执行 器作 为空 间机械 臂 的执 行部 件 ， 安装 在空 间站机 械 臂 的 两个 末 端 ， 分 别 承 担机 械 臂
接、 转位对 接 和停 靠 对接 等 技术 ） 与 舱 外 在 轨 维 护ｌ Ｊ Ｊ 。机 械臂 舱外 在 轨 维 护 又 分 为 两 个 层 面 ： 一 方面 ， 机 械臂 仅提 供航 天员 出舱 操作 的支撑 平 台 ， 由
航 天员 手动 完成相 关 的空 间维护 任务 ； 另 一方 面 ， 机 械 臂代 替 航 天 员 完 成 舱 外 设 备 搬 运 等 繁 重 的 劳
机 械 臂 是空 间站 建设 的重要 组 成 部 分 ， 其 工作
内容涉 及 到空 间站 各舱 段 的 在 轨组 装 （ 包 括 轴 向对
肩部 和腕 部 的角色 ， 在 机 械臂 换 位 行 走 时 可 角色 互
换； 目标适 配器 安装 在 空 间 站 、 目标 飞行 器 、 有 效 载 荷等需 要 与机械 臂 末 端执 行 器 连 接 的地 方 ， 通 常 所
（ Ｃ ｏ ｌ ｌ ｅ ｇ ｅ ｏ ｆ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｎ ａ ｍｉ ｎ ｇ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ＆ Ａｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ ，Ｎ ａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ ２ １ ０ ０ １ ６， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｉ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ，ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｅ ｎ ｄ — ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｆ ｏ ｒ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｓ ｓ ｕ ｒ ｖ ｅ ｙ ｅ ｄ ，ａ ｎ ｄ ｆ ｕ ｎ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ， ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｐ ｅ ｃ ｉ ｆ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｓ ｕ ｉ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ．Ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ，ｔ ｈ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｓ ， ｐ ｒ ｉ ｎ ｃ ｉ ｐ ｌ ｅ ｓ ａ ｎ ｄ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ｌ ａ ｔ ｃ ｈ ｉ ｎ ｇ ｅ ｎ ｄ — ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ａ ｒ ｅ ｉ ｎ ｔ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｅ ｄ ．Ｆ ｉ ｎ ａ ｌ ｌ ｙ，ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｅ ｎ ｄ — ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ，ｔ ｈ ｅ ｋ ｅ ｙ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ｅ ｄ ｏ ｕ ｔ ｏｒ ｆ ｔ ｈ ｅ ｅ ｎ ｄ — ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ．Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｉ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ｉ ｓ ｂ ｅ ｎ ｅ ｉ ｆ ｃ ｉ ａ ｌ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ．
对其发展趋势进行分析 ； 最后结合 国内研制现状重点对锁合式末端效应器 的关键技 术进行研究分 析。论文研究工 作对于我 国即将开展 的空 间站机 械臂建设 具有 参考价值 。 关键词 ：机械臂 ；末端效应器 ；关键技术
中图 分 类 号 ：ｖ ４ ７ ６ ． ３ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ （ ２ ０ １ ３ ） １ ２ — １ ５ ２ ９ — １ １ Ｄ ｏＩ ： １ ０ ． ３ ８ ７ ３ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ ． ２ ０ １ ３ ． １ ２ ． ０ ０ １
Ｔｈ ｅ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｋｅ ｙ Ｔｅ ｃ ｈ ｎｉ ｑ ｕ ｅ ｓ ｏ ｆ Ｅｎｄ－ Ｅｆ ｆｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｆ ｏ ｒ Ｓ ｐａ ｃ ｅ
Ｒｏ ｂｏ ｔ ｉ ｃ Ｍａ ｎｉ ｐｕ ｌ ａ ｔ ｏ ｒ
Ｃ ＨＥＮ Ｊ ｉ ｎ － ｂ ａ ｏ，ＮＩ Ｅ Ｈｏ ｎ ｇ，Ｌ Ｉ Ｙ ｏ ｕ — ｇ ｕ ａ ｎ ｇ，Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ａ ｏ － ｔ ａ ｏ
第３ ４卷 第 １ ２期
２ ０ １ ３年 １ ２月
宇 航
学
报
Ｖｏ １ ． ３ ４ Ｄｅ ｃ ｅ ｍｂ ｅ ｒ
Ｎｏ ． １ ２ ２ ０ １ ３
Ｊ ｏ ｕ ｎａ ｒ ｌ ｏ ｆ Ａｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ
空 间站大 机械 臂 锁 合末 端 效 应 器 设 计 及 关 键 技 术 研 究